EP3635423A1 - Procédé de testabilité d'une chaîne électronique de puissance associé à un moteur électrique - Google Patents

Procédé de testabilité d'une chaîne électronique de puissance associé à un moteur électrique

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EP3635423A1
EP3635423A1 EP18735658.9A EP18735658A EP3635423A1 EP 3635423 A1 EP3635423 A1 EP 3635423A1 EP 18735658 A EP18735658 A EP 18735658A EP 3635423 A1 EP3635423 A1 EP 3635423A1
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EP
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testability
power
electric motor
aircraft
chain
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EP18735658.9A
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EP3635423B1 (fr
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Moussa BENDJEDIA
Kambiz TEHRANI
Ghaleb Hoblos
Alain Nourrisson
Julien CORBIN
Hakim Maalioune
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Safran Nacelles SAS
Original Assignee
Safran Nacelles SAS
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Publication date
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    • G01R31/42—AC power supplies
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01R—MEASURING ELECTRIC VARIABLES; MEASURING MAGNETIC VARIABLES
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    • G01R31/008—Testing of electric installations on transport means on air- or spacecraft, railway rolling stock or sea-going vessels
    • G—PHYSICS
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    • G01R—MEASURING ELECTRIC VARIABLES; MEASURING MAGNETIC VARIABLES
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    • G01R31/34—Testing dynamo-electric machines
    • G01R31/346—Testing of armature or field windings
    • H—ELECTRICITY
    • H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
    • H02P—CONTROL OR REGULATION OF ELECTRIC MOTORS, ELECTRIC GENERATORS OR DYNAMO-ELECTRIC CONVERTERS; CONTROLLING TRANSFORMERS, REACTORS OR CHOKE COILS
    • H02P27/00—Arrangements or methods for the control of AC motors characterised by the kind of supply voltage
    • H02P27/04—Arrangements or methods for the control of AC motors characterised by the kind of supply voltage using variable-frequency supply voltage, e.g. inverter or converter supply voltage
    • H02P27/06—Arrangements or methods for the control of AC motors characterised by the kind of supply voltage using variable-frequency supply voltage, e.g. inverter or converter supply voltage using DC to AC converters or inverters
    • H—ELECTRICITY
    • H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
    • H02P—CONTROL OR REGULATION OF ELECTRIC MOTORS, ELECTRIC GENERATORS OR DYNAMO-ELECTRIC CONVERTERS; CONTROLLING TRANSFORMERS, REACTORS OR CHOKE COILS
    • H02P29/00—Arrangements for regulating or controlling electric motors, appropriate for both AC and DC motors
    • H02P29/02—Providing protection against overload without automatic interruption of supply
    • H02P29/024—Detecting a fault condition, e.g. short circuit, locked rotor, open circuit or loss of load
    • H02P29/0241—Detecting a fault condition, e.g. short circuit, locked rotor, open circuit or loss of load the fault being an overvoltage

Definitions

  • the present invention relates to a testability method in flight of an electronic power chain of an aircraft component.
  • the invention also relates to an electronic control unit or electronic equipment integrating this electronic power chain of an aircraft component and this testability method, as well as to a nacelle and to an aircraft comprising the testability assembly. of the invention.
  • An aircraft is driven by several turbojet engines each housed in a nacelle also housing a set of ancillary actuating devices related to its operation and providing various functions when the turbojet engine is in operation or stopped.
  • auxiliary actuating devices may be for example a mechanical thrust reverser system or a variable section nozzle system.
  • the role of a thrust reverser is, during the landing of an aircraft, to improve the braking capacity thereof by redirecting forward at least a portion of the thrust generated by the turbojet engine.
  • the inverter makes it possible to return to the front of the nacelle all or part of the gas flows ejected by the turbojet engine, thereby generating a counter-thrust which is added to the braking of the wheels of the aircraft. .
  • the structure of an inverter comprises movable covers movable between, on the one hand, an extended position in which they open in the nacelle a passage or a section for the deflected flow, and on the other hand, a retraction position in which they close this passage.
  • These mobile hoods may furthermore perform a deflection function or simply the activation of other deflection means.
  • the movable hoods slide along rails so that when backing up during the opening phase, they discover deflection vane grids arranged in the thickness of the nacelle .
  • a linkage system connects the movable hood to blocking doors that expand within the ejection channel and block the output in direct flow.
  • each movable hood pivots to block the direct flow and deflect and is therefore active in this reorientation.
  • an aircraft comprises in known manner two electrical networks: a three-phase alternating electrical network delivering an alternating voltage called "high voltage", for example 115 Volts (115V) or 230 Volts (230V), and a continuous electrical network said " low voltage "delivering for example a DC voltage of 28 volts (28V).
  • Various components of the aircraft operate thanks to the three-phase AC mains.
  • These components include for this purpose a three-phase electric motor powered through a power converter by the three-phase AC network of the aircraft.
  • the components that are powered by the aircraft's three-phase electrical network are the thrust reverser hood electric actuators of a turbojet engine nacelle, the electric reverser hood locks actuators intended for to prevent the opening of the reversing hood when the aircraft is in flight, the movable secondary column variable nozzle electric actuators of a nacelle, the electric landing gear deployment system, etc.
  • the electronic power chain generally used to power a three-phase electric motor of a component of the aircraft is as follows: the 115V (or 230V) reciprocating network of the aircraft supplies a rectifier-type converter that delivers a DC voltage ; followed by a filter stage generally designated “continuous bus” or “DC bus”; this voltage is then cut via an inverter type converter to generate a three-phase signal supplying the electric motor of the component to be actuated.
  • These different stages constituting the electronic chain are themselves controlled by a control electronics that can be integrated or not in the same housing as the power electronics.
  • the electronics can also incorporate a function "BITE" (for "Built In Test Equipment") monitoring the system and used to detect certain failures of the control electronics and power.
  • this network is made available by the aircraft manufacturer only when the aircraft touches the ground. Indeed, the inadvertent actuation of certain components of the aircraft in flight, such as that of the movable thrust reverser cowl, could prove catastrophic.
  • the permanent "non-availability", in flight, of this three-phase alternating network of the aircraft makes it possible to constitute one of the lines of defense imposed by the regulatory certification requirements.
  • the 115V alternating network of the aircraft that powers the three-phase electric motor is available only when the aircraft touches the ground, thanks to a system called "Weight On Wheel” in English terminology, permitting the issuance of an alternating voltage of 115V to the electronic power trains driving the three-phase motors of the device actuating the thrust reverser as soon as said system has detected the contact of the aircraft with the ground.
  • the actuator device of the thrust reverser When the aircraft has landed and when the pilot controls the deployment of the thrust reverser system, the actuator device of the thrust reverser is powered by the 115V AC mains; The control and power electronics of this device for actuating the thrust reverser can then deliver the electric current necessary for driving the electric motors, which motors causing activation of the actuators ensuring the deployment or retraction of the cover (s) of inverter.
  • the pilot In the event of a malfunction of the electronic power train of one of the actuators of the thrust reverser device, the pilot detects this failure only when it controls the deployment of the reverser, ie on the ground, when the plane landed.
  • the object of the present invention is to solve all or some of the aforementioned disadvantages in the form of a testability method for testing in flight an operating state of an electronic power train comprising at least one power converter intended to control an electric motor; the electric motor operating at least one aircraft component; the testability method comprising at least the following steps:
  • the pilot can therefore, in flight, check the proper functioning of the electrical chain by detecting in particular short-circuit or open-circuit type faults present in the electronic power chain, forming in particular a converter, or in at least a part motor circuit, in particular forming stator windings.
  • the pilot can then make a decision in the event that the tested component of the aircraft is not functional, such as that of landing on the aircraft. another airstrip that would be more suited to the presence of the failure on the component of the aircraft.
  • the step of transmitting a test signal comprises the application to said electronic power train of the electric motor (300) of a low-voltage power supply (130) coming from a power supply network. 'aircraft.
  • the electronic power chain is isolated from the aircraft power supply during the processability sequence of the method.
  • the at least one measurement signal representative of the operating state of the electronic power chain is collected from at least one sensor belonging to the electronic power chain.
  • the at least one sensor may comprise a current measurement sensor of a motor phase or sensor in the switching arms of the power converter, a current and / or voltage sensor. a DC bus of said power electronic chain.
  • the at least one sensor may comprise a current measurement sensor of a motor or sensor phase in the switching arms of the power converter, a current and / or voltage sensor of a bus. continuous of said electronic power chain.
  • the step of transmitting a test signal comprises injecting a sequence of electrical pulses on the DC bus.
  • the step of transmitting a test signal comprises injecting a voltage ramp onto the DC bus.
  • the operating state corresponds to a state that is capable of operating or to a state of malfunction.
  • the malfunction state is obtained if at least one fault is detected by the testability method.
  • the state of good operation is obtained if no fault is detected by the testability method.
  • the at least one test criterion defines a set of authorizations defining values of the at least one measurement signal corresponding to an operable state and a set of prohibitions defining values of the at least one measurement signal corresponding to a malfunction state.
  • the test signal comprises a current component and / or a voltage component
  • the authorization assembly comprises at least one current authorization assembly and / or at least one voltage authorization assembly.
  • the present invention also relates to a testability device for testing in flight an operating state of an electronic power train comprising at least one power converter intended to drive an electric motor; the electric motor operating at least one component integrated with an aircraft turbojet engine nacelle; the testability device implements the testability method according to the invention.
  • the present invention also relates to a nacelle for an aircraft turbojet engine comprising a thrust reverser device, said thrust reverser device comprising: a cover, movable between an extended position in which said cover opens a passage in said nacelle and a retracted position in which said cover closes said passage;
  • At least one actuator configured to move said cover alternately between said retracted and deployed positions, said actuator being controlled by the electric motor driven by the power converter configured to be powered by a three-phase alternating electrical network;
  • the present invention finally relates to an aircraft comprising a component controlled by an electric motor driven by at least one power converter configured to be powered by a three-phase alternating electrical network, characterized in that it comprises a testability device according to the invention.
  • FIG. 1 represents an example of an electronic power chain 100 in which the method according to the invention is implemented; an inverter type power converter is represented in this power electronic chain.
  • FIGS. 2 to 4 show a test signal transmission step in the various phases of the motor when the method according to the invention is implemented;
  • FIG. 5 illustrates an example of current components (141 and 142) according to one embodiment;
  • FIG. 6 shows an example of a short-circuit in a switching arm of the power converter
  • FIG. 7 shows examples of short-circuits at the level of the phases of the electric motor
  • FIG. 8 represents a testability step of a short-circuit failure.
  • FIG. 9 illustrates an example of a voltage ramp
  • FIG. 10 shows an exemplary flow chart of the testability method according to one embodiment.
  • FIG. 11 exposes the testability device included in a control circuit integrated in an electronic box which comprises the power chain 100 and being connected to the aircraft ground.
  • the testability method 500 of the present application applies to power converters and electrical machines and is implemented by a testability device. At standstill, test signals 140 are injected through switching arms and the corresponding measurement signals are compared with preset threshold values 160, in other words a threshold value 160 may be a minimum value of current or voltage or a maximum value of current or voltage, so as to indicate the operating state 540 of the system.
  • the testability method 500 uses motor phase current measurement sensors and the current bus voltage and current sensors 120 which are already installed in the system and do not require a specific sensor. The testability method 500 also works if current sensors are used in the converter switching arms rather than in the motor phases. In addition, the method does not require a large computing power.
  • the testability method 500 detects the open circuit or short circuit faults of the various components of the tested electronic chain. If one or more components of this chain are in default during the test sequence, performed in flight before landing, the testability method 500 indicates a state of failure 595 showing that the system is not available and therefore not operable for next use.
  • FIG. 1 shows an electronic power chain of a motorized electrical system of an aircraft comprising an electric motor 300 configured to be driven by a power converter 100 from a DC bus, the latter being able to example from a rectification by an AC / DC converter of a three-phase AC voltage from an electrical network of the aircraft.
  • the testability method 500 is used to test the proper functioning of this electronic power chain.
  • This electric motor 300 is in a nacelle for an aircraft turbojet engine that may comprise a thrust reverser device composed of a hood, movable between an extended position in which the hood opens a passage in the nacelle and a retracted position wherein the hood closes the passage and an actuator configured to move the hood alternately between the retracted and deployed positions.
  • the actuator is controlled by the electric motor 300 driven by the power converter configured to be powered by a three-phase AC power supply.
  • the testability device 50 is configured to test in flight an operating state 540 of an electronic power chain 100 comprising at least one power converter intended to drive the electric motor 300.
  • This electric motor 300 actuates a component integrated into the nacelle. of an aircraft turbojet engine.
  • the testability method 500 is defined as a BITE type function
  • This testability method 500 can be triggered by a command from any computer of the aircraft.
  • the three-phase converter, of the power electronic chain 100 conventionally comprises a set of switching arms composed of six insulated gate bipolar transistors 101, 102, 103, 104, 105, 106 with anti-parallel diodes 111, 112, 113 , 114, 115, 116.
  • Each switching arm comprises 2 insulated gate bipolar transistors and antiparallel diodes.
  • the proposed testability method 500 uses the current sensors of the first phase 121, the second phase 122 and the third phase 123 of the electrical machine and the sensor of the DC bus 120. These sensors are already present because used by the system for the nominal control of the electric motor and it is therefore not necessary to add. This is also one of the advantages of the testability method 500 of the present application.
  • the testability method 500 uses the different switching arms of the voltage source inverter, applying a test signal 140 at the DC bus.
  • This test signal 140 may be in the form of a voltage step or a low energy voltage ramp, that is to say a voltage ramp whose energy is less than 100 mJ. predetermined duration, so as to leave the electric motor 300 still during the testability process steps 500 described below.
  • testability device 50 is included in a control circuit 40 integrated into an electronic box 30 which also comprises the power electrical chain 100 and can be connected to the airplane ground 20.
  • the testability device 50 implements the testability method 500 and includes the electrical components necessary for its proper operation.
  • This testability device 50 is configured to sample with a sampling period at least two times smaller than the duration of the test signal 140.
  • the testability device makes it possible to generate pulses of variable width and voltage value that can be injected. on the positive of the continuous bus relative to the neutral of the aircraft network or the airplane mass if the neutral is connected to the aircraft ground and on the negative of the continuous bus relative to the neutral of the aircraft network. This device must also be able to disconnect the neutral connection of the aircraft network or the aircraft ground if the neutral is connected to the aircraft ground.
  • the testability method 500 performs an activation of a low voltage supply of said power electronic chain 100 of the electric motor 300 from an electrical network of the aircraft .
  • stimuli are generated in the power electronic chain 100 of the engine during the transmission step 520 of the test signal 140 by applying a low voltage supply of the testability device on the DC bus 130, itself powered by from a low voltage continuous network 131 of the aircraft (typically the 28V continuous network of the aircraft); during the test sequence, the electronic power chain 100 is isolated 505 from the power supply 132 of the aircraft's nominal power (typically the 115V network of the aircraft) by a switch 133 which is open in flight.
  • These stimuli that is to say these test signals 140 injected by pulse sequence or voltage ramp, used to test in flight the availability of certain components of the aircraft, without actuating them.
  • the voltage pulses are of short duration.
  • the duration of the pulse is however at least greater than twice the sampling period of the sensors used by the testability device 500.
  • the pilot or any other system of the aircraft can, therefore, in flight, check the proper functioning of the electrical chain and detect short-circuit or open-circuit type faults present in the electronic power chain 100, and in particular in at least one motor circuit portion, such as for example a motor phase winding, and in particular also in at least one power transistor constituting the power converter.
  • the pilot can for example make a decision in the case where a tested component of the aircraft is not functional, for example that of landing on an airstrip that would be more suited to the presence of the failure on the aircraft component.
  • testability method 500 successively actuates the switching arms of the power converter 100 so as to generate an electrical path passing successively through each of the phases of the electric motor 300, during a step of actuation control 510, as shown in FIG. 2.
  • FIG. 2 shows a first pulse of voltage slot type 140 applied to the first and second motor phases 121, 122 through the transistors 101, 106 from the low voltage supply 130 of the testability device.
  • the value of the current peak measured in the first phase 121 and in the DC bus 120 is sampled and stored.
  • Antidiode diodes Parallels 113, 114, in English freewheel diode, provide continuity of current in the first and second phases 121, 122 when opening the transistors 101 and 106 at the end of the test pulse.
  • the second voltage pulse 140 is applied to the second and third motor phases 122, 123 through the transistors 103, 102 as illustrated in FIG. 3.
  • the value of the peak currents measured in the second phase and in the continuous bus 120 is sampled and stored.
  • the anti-parallel diodes 115, 116 provide the continuity of current in the windings of the electric machine when opening the transistors 102, 103 at the end of the test pulse.
  • the third voltage pulse 140 is applied to the motor phases 121, 123 through the transistors 104, 105 as illustrated in FIG. 4.
  • the value of the peak currents measured in the third phase 123 and in the Continuous bus 120 is sampled and stored as well.
  • the anti-parallel diodes 111, 112 provide the continuity of current in the windings of the machine during the opening of the transistors 104, 105 at the end of the test pulse.
  • This test signal 140 passes through the electronic power chain 100 and is transformed by the sensors of this same power electronic chain into a measurement signal 150 carrying information on the operating state 540 of the electronic power chain 100
  • This measurement signal 150 is collected by the testability method 500, in particular, the measurement signal 150 is collected by at least one current measurement sensor of a motor phase 121, 122, 123 or a control arm. switching of the converter, a current and / or voltage sensor of a DC bus 120.
  • the testability method 500 thus determines the operating state 540 of the power chain 100 as a function of a test criterion of the measurement signal 150 collected.
  • the actuation command 510 and the transmitted test signal 140 are configured so as to leave the electric motor 300 immobile during the steps of the testability method 500.
  • the testability method 500 confirms the state of good operation 590, in other words, the state of operability of the synchronous magnet machine. permanent 300 is confirmed.
  • the confirmation step comprises an authorization step 592 for using the three-phase motor or a prohibition step 597 of the three-phase motor as a function of the results of the verification step of the set of test criteria.
  • This set of test criteria defines a threshold value 160 with a tolerance of between 2% and 5% between a set of authorizations 161 in which the at least one electric motor 300 is in working order and a set of prohibitions. 162 in which at least one malfunction in the electronic chain 100 hampers the proper functioning of said at least one electric motor 300.
  • the test signal 140 may comprise applied voltage pulses 151 on the DC bus as shown in FIG. 5.
  • the measured signals 150 may be, for example, a current component 141 measured at the phase of the machine. 121, 122, 123 or a current component 142 measured at the level of the DC bus 120.
  • the measurements of the phase currents of the machine 121, 122, 123 are compared with a minimum threshold. and a maximum threshold of 160 for the purpose of detecting a system failure in either an open circuit or a short circuit.
  • the peak currents may vary slightly depending on the position of the rotor of the permanent magnet machine and the value of the inductance of the stator coils, which is why the threshold values 160 of the testability method must be chosen according to the variations. intrinsic to the electronic power chain.
  • the authorization set 161 may also include at least one set of current authorizations and at least one voltage authorization set. If the permanent magnet synchronous machine 300 has for example a short circuit-type fault, the current measurement of the DC bus 141 would have a significant value, therefore, greater than a predetermined threshold value. Similarly the measure of DC bus voltage would be virtually zero, therefore less than a pre-established threshold value. These measured values 150 during the test sequence would not be included in the authorization set 161 but in the prohibition set 162.
  • the measurement of the phase currents 141 would be practically zero, therefore less than a predetermined threshold value and would not be included in the authorization set 161 but in the prohibition set 162.
  • an open circuit or short circuit fault frequently occurs in electrical drive systems and can be detected by a 500 testability process.
  • failure of an open circuit transistor can result from a breaking of a bonding of the power component due to thermal fatigue or a control fault of the transistor.
  • the failure of a short-circuited transistor may result from poor voltage control or an intrinsic component fault that may be caused by overvoltage or temperature overshoot.
  • testability method 500 indicates an operating fault state 595.
  • the same sequence is applied with the other two control pulses as shown in FIGS. Figures 3 and 4.
  • the testability method 500 compares the peak current value measured in the first and second phases with a minimum threshold value 160 as shown in FIG. 8.
  • the value of the minimum threshold 160 may be greater than zero.
  • Each of these test pulses thus makes it possible to detect open-circuit faults of the transistors 101, 102, 103, 104, 105, 106 of the converter or of the malfunctioning control faults of these transistors or of the open-circuit faults of the windings. phase of the electric motor 300.
  • the transistors of the same switching arm are on as shown in Fig. 6 and the operating fault state 595 is detected by the current sensor of the DC bus 120. since the circuit current in the shorted switching arm takes a significant value greater than a maximum threshold value 160
  • Each of these test pulses thus makes it possible to detect short-circuit faults of the transistors 101, 102, 103, 104, 105, 106 of the converter or of the control faults of inadvertent closing of these transistors or open short-circuit faults.
  • phase windings of the electric motor 300 Motor short-circuit faults due for example to insulation faults represent a significant part of the faults that arise during the lifetime of an electric motor.
  • the thermal, electrical and mechanical stress environment may be affected by short-circuits between the phases, between a phase and the ground and / or between a phase and the motor neutral, as shown in FIG. circuit in a phase of the stator generates a current in the DC bus 120 larger than in the case of a healthy circuit.
  • the testability method 500 compares the current of the measured DC bus 120 with a maximum threshold value 160 as illustrated in FIG. 8.
  • the duration of the test pulses 510 is chosen so as to limit the peak value of the currents in the case of the presence of a short-circuit in the power electronic chain 100.
  • the testability method also makes it possible to interrupt the injected voltage pulses when a short-circuit is detected by the device.
  • the testability method 500 thus establishes a diagnostic on the operating state 540 of the tested electronic power chain 100. For that, the testability method 500 analyzes measurements 150 after injection of test stimuli 140 and compares them with pre-established threshold values 160 to constitute a set of authorizations 161 and prohibitions 162.
  • the non-functional status sanction 595 is established if at least one failure is detected by the testability method that is to say if at least one prohibition 162 is present.
  • the functional status sanction 590 is established if no prohibition 162 is established, that is to say if no failure is detected during the test.
  • the testability method 500 also makes it possible to test whether a short circuit is present in the components of the system.
  • the transistors 102, 104, 106 are simultaneously controlled so as to test the transistors 101, 103, 105.
  • This test signal 140 is generated by a current source which charges the capacitor C of the DC bus. If a short circuit is present the DC bus voltage remains zero or close to zero.
  • the testability method 500 collects a measurement signal 150, more exactly a lack of voltage since the DC bus voltage remains zero or close to zero.
  • the testability method 500 determines the operating state 590 of the power train and in this case that the operating state 590 of the power electronics is not in operating condition.
  • testability method 500 determines 540 that the operating state 590 of the power chain is in state of operation because there is no short circuit.
  • testability supply is stopped and the DC bus voltage is discharged and it is the turn of the transistors 101, 103, 105 of each arm are simultaneously controlled so as to test transistors 102, 104, 106.
  • a test signal 140 is generated by a current source which charges the DC bus capacitor C and if a short circuit is present the DC bus voltage remains zero or close to zero.
  • the testability method 500 collects the measurement signal 150 from the DC bus and determines the operating state 590 of the power string. As before, if the measurement signal 150 indicates that the electronic power chain is not in operating condition.
  • testability method 500 determines 540 that the operating state 590 of the power chain is in operating condition because there is no short circuit.

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Abstract

La présente invention concerne un procédé de testabilité (500) pour tester en vol un état de fonctionnement (540) d'une chaîne électronique de puissance (100) comprenant au moins un convertisseur de puissance destiné à piloter un moteur électrique (300). Le moteur électrique (300) actionnant au moins un composant d'aéronef; le procédé de testabilité (500) comprenant des étapes de commande d'actionnement (510) du convertisseur, de transmission (520) d'un signal de test (140), de collecte (530) d'au moins un signal de mesure (150) et de détermination (540) d'un état de fonctionnement (540).

Description

Procédé de testabilité d'une chaîne électronique de puissance associé à un moteur électrique
La présente invention concerne un procédé de testabilité en vol d'une chaîne électronique de puissance d'un composant d'aéronef. L'invention se rapporte également à un boîtier électronique ou à un équipement électronique intégrant cette chaîne électronique de puissance d'un composant d'aéronef et ce procédé de testabilité, ainsi qu'à une nacelle et à un aéronef comprenant l'ensemble de testabilité de l'invention.
Un avion est mû par plusieurs turboréacteurs logés chacun dans une nacelle abritant également un ensemble de dispositifs d'actionnement annexes lié à son fonctionnement et assurant diverses fonctions lorsque le turboréacteur est en fonctionnement ou à l'arrêt. Ces dispositifs d'actionnement annexes peuvent être par exemple un système mécanique d'inversion de poussée ou un système de tuyère à section variable.
Le rôle d'un inverseur de poussée est, lors de l'atterrissage d'un avion, d'améliorer la capacité de freinage de celui-ci en redirigeant vers l'avant au moins une partie de la poussée générée par le turboréacteur. Dans cette phase, l'inverseur permet de renvoyer vers l'avant de la nacelle tout ou partie des flux de gaz éjectés par le turboréacteur, générant de ce fait une contre-poussée qui vient s'ajouter au freinage des roues de l'avion.
Les moyens mis en œuvre pour réaliser cette réorientation du flux varient suivant le type d'inverseur. Cependant, dans tous les cas, la structure d'un inverseur comprend des capots mobiles déplaçables entre, d'une part, une position déployée dans laquelle ils ouvrent dans la nacelle un passage ou une section destiné(e) au flux dévié, et d'autre part, une position d'escamotage dans laquelle ils ferment ce passage. Ces capots mobiles peuvent en outre remplir une fonction de déviation ou simplement d'activation d'autres moyens de déviation.
Dans les inverseurs à grilles, par exemple, les capots mobiles coulissent le long de rails de manière à ce qu'en reculant lors de la phase d'ouverture, ils découvrent des grilles d'aubes de déviation disposées dans l'épaisseur de la nacelle. Un système de bielles relie ce capot mobile à des portes de blocage qui se déploient à l'intérieur du canal d'éjection et bloquent la sortie en flux direct.
Dans les inverseurs à portes, chaque capot mobile pivote de manière à venir bloquer le flux direct et le dévier et est donc actif dans cette réorientation. Par ailleurs, un aéronef comprend de manière connue deux réseaux électriques : un réseau électrique alternatif triphasé délivrant une tension alternative dite « haute tension », par exemple de 115 Volts (115V) ou 230 Volts (230V), et un réseau électrique continu dit « basse tension » délivrant par exemple une tension continue de 28 Volts (28V).
Divers composants de l'avion fonctionnent grâce au réseau électrique alternatif triphasé. Ces composants comprennent à cet effet un moteur électrique triphasé alimenté à travers un convertisseur de puissance par le réseau alternatif triphasé de l'avion. A titre d'exemple, les composants qui sont alimentés par le réseau électrique triphasé de l'avion sont les actionneurs électriques de capot d'inverseur de poussée d'une nacelle de turboréacteur, les actionneurs électriques de verrous du capot d'inverseur destinés à empêcher l'ouverture du capot d'inverseur lorsque l'avion est en vol, les actionneurs électriques de panneaux mobiles de tuyère secondaire à section variable d'une nacelle, le système électrique de déploiement du train d'atterrissage, etc. La chaîne électronique de puissance généralement mise en œuvre pour alimenter un moteur électrique triphasé d'un composant de l'avion est la suivante : le réseau alternatif 115V (ou 230V) de l'avion alimente un convertisseur de type redresseur qui délivre une tension continue ; suivi d'un étage de filtrage désigné généralement « bus continu » ou encore « bus DC» ; cette tension est ensuite découpée via un convertisseur type onduleur afin de générer un signal triphasé alimentant le moteur électrique du composant à actionner. Ces différents étages constituant la chaîne électronique sont eux-mêmes commandés par une électronique de commande pouvant être intégrée ou non dans le même boîtier que l'électronique de puissance. De façon connue, l'électronique peut aussi incorporer une fonction « BITE» (pour « Built In Test Equipment ») surveillant le système et servant à détecter certaines pannes de l'électronique de commande et de puissance.
Afin de limiter les risques d'actionnement intempestif en vol des composants de l'avion alimentés par le réseau alternatif 115V de l'avion, ce réseau n'est rendu disponible par l'avionneur que lorsque l'avion touche le sol. En effet, l'actionnement intempestif de certains composants de l'avion en vol, comme par exemple celui du capot mobile d'inverseur de poussée, pourrait s'avérer catastrophique. La « non-disponibilité » permanente, en vol, de ce réseau alternatif triphasé de l'avion permet de constituer une des lignes de défense imposées par les exigences réglementaires de certification.
Dans le cas d'un actionneur électrique d'inverseur de poussée de nacelle, le réseau alternatif 115V de l'avion qui alimente le moteur électrique triphasé n'est disponible que lorsque l'avion touche le sol, grâce à un système appelé « Weight On Wheel » en terminologie anglo-saxonne, permettant d'autoriser la délivrance d'une tension alternative de 115V aux chaînes électronique de puissances pilotant les moteurs triphasés du dispositif d'actionnement de l'inverseur de poussée dès que le dit système a détecté le contact de l'avion avec le sol. Lorsque l'avion a atterri et lorsque le pilote commande le déploiement du système d'inversion de poussée, le dispositif d'actionnement de l'inverseur de poussée est alimenté par le réseau électrique alternatif 115V ; L'électronique de commande et de puissance de ce dispositif d'actionnement de l'inverseur de poussée peut alors délivrer le courant électrique nécessaire au pilotage des moteurs électriques, lesquels moteurs entraînant une activation des actionneurs assurant le déploiement ou l'escamotage du ou des capot(s) d'inverseur.
En cas de dysfonctionnement de la chaîne électronique de puissance d'un des actionneurs du dispositif d'inversion de poussée, le pilote ne décèle cette panne qu'au moment où il commande le déploiement de l'inverseur, c'est-à-dire au sol, lorsque l'avion a atterri. Il en va de même pour tous les autres composants de l'avion alimentés par le réseau alternatif triphasé de l'avion et qui ne peuvent être actionnés que lorsque l'avion a touché le sol.
Cette situation est inconfortable pour le pilote et pour la sécurité de l'atterrissage en particulier dans des configurations difficiles, car il ne peut pas anticiper un dysfonctionnement des composants précités avant que l'avion n'ait atterri.
La présente invention a pour but de résoudre tout ou partie des inconvénients mentionnés ci-dessus sous la forme d'un procédé de testabilité pour tester en vol un état de fonctionnement d'une chaîne électronique de puissance comprenant au moins un convertisseur de puissance destiné à piloter un moteur électrique ; le moteur électrique actionnant au moins un composant d'aéronef; le procédé de testabilité comprenant au moins les étapes suivantes :
- commande d'actionnement du convertisseur de sorte à générer un chemin électrique passant par le moteur électrique ; - transmission d'au moins un signal de test dans la chaîne électronique de puissance ;
- collecte d'au moins un signal de mesure représentatif de l'état de fonctionnement de la chaîne électronique de puissance ; - détermination d'un état de fonctionnement de la chaîne de puissance en fonction d'au moins un critère de test de l'au moins un signal de mesure collecté ; l'au moins une commande d'actionnement et l'au moins un signal de test transmis étant configurés de façon à laisser immobile ledit au moins un moteur électrique lors des étapes du procédé de testabilité.
Grâce à ces dispositions, il est possible de générer des stimuli dans la chaîne électronique de puissance pilotant le moteur, lesquels stimuli permettent de tester en vol la disponibilité de certains composants de cette électronique de puissance, sans pour autant actionner le moteur électrique. Le pilote peut par conséquent, en vol, vérifier le bon fonctionnement de la chaîne électrique en détectant notamment des défauts du type court-circuit ou circuit ouvert présents dans la chaîne électronique de puissance, formant en particulier un convertisseur, ou dans au moins une partie de circuit du moteur, formant en particulier des enroulements statoriques. En testant la disponibilité de la chaîne électronique de puissance peu de temps avant l'atterrissage, le pilote peut alors prendre une décision dans le cas où le composant testé de l'avion n'est pas fonctionnel, comme par exemple celle d'atterrir sur une autre piste d'atterrissage qui serait davantage adaptée à la présence de la défaillance sur le composant de l'avion.
Selon un mode de réalisation, l'étape de transmission d'un signal de test comprend l'application à ladite chaîne électronique de puissance du moteur électrique (300) d'une alimentation basse tension (130) issue d'un réseau électrique de l'aéronef.
Selon un mode de réalisation, la chaîne électronique de puissance est isolée de l'alimentation de puissance nominale de l'aéronef pendant la séquence de testabilité du procédé. Selon un mode de réalisation, l'au moins un signal de mesure représentatif de l'état de fonctionnement de la chaîne électronique de puissance est collecté en provenance d'au moins un capteur appartenant à la chaîne électronique de puissance.
Selon un aspect de l'invention, l'au moins un capteur peut comprendre un capteur de mesure de courant d'une phase moteur ou capteur dans les bras de commutation du convertisseur de puissance, un capteur de courant et/ou de tension d'un bus continu DC de ladite chaîne électronique de puissance. Selon un mode de réalisation, l'au moins un capteur peut comprendre un capteur de mesure de courant d'une phase moteur ou capteur dans les bras de commutation du convertisseur de puissance, un capteur de courant et/ou de tension d'un bus continu de ladite chaîne électronique de puissance. Selon un mode de réalisation, l'étape de transmission d'un signal de test comprend l'injection d'une séquence d'impulsions électriques sur le bus continu.
Selon un mode de réalisation, l'étape de transmission d'un signal de test comprend l'injection d'une rampe de tension sur le bus continu.
Selon un mode de réalisation, l'état de fonctionnement correspond à un état apte à fonctionner ou à un état de défaut de fonctionnement. L'état de défaut de fonctionnement est obtenu si au moins un défaut est détecté par le procédé de testabilité. L'état de bon fonctionnement est obtenu si aucun défaut n'est détecté par le procédé de testabilité.
Selon un mode de réalisation, l'au moins un critère de test définit un ensemble d'autorisations définissant des valeurs de l'au moins signal de mesure correspondant à un état apte à fonctionner et un ensemble d'interdictions définissant des valeurs de l'au moins signal de mesure correspondant à un état de défaut de fonctionnement.
Selon un mode de réalisation, le signal de test comprend une composante courant et/ou une composante tension, et l'ensemble d'autorisation comprend au moins un ensemble d'autorisation en courant et/ou au moins un ensemble d'autorisation en tension.
La présente invention concerne également un dispositif de testabilité pour tester en vol un état de fonctionnement d'une chaîne électronique de puissance comprenant au moins un convertisseur de puissance destiné à piloter un moteur électrique ; le moteur électrique actionnant au moins un composant intégré à une nacelle de turboréacteur d'aéronef ; le dispositif de testabilité met en œuvre le procédé de testabilité selon l'invention.
La présente invention concerne également une nacelle pour turboréacteur d'aéronef comprenant un dispositif d'inversion de poussée, ledit dispositif d'inversion de poussée comprenant : - un capot, mobile entre une position déployée dans laquelle ledit capot ouvre un passage dans ladite nacelle et une position d'escamotage dans laquelle ledit capot ferme ledit passage ;
- au moins un actionneur configuré pour mouvoir ledit capot alternativement entre lesdites positions d'escamotage et déployée, ledit actionneur étant commandé par le moteur électrique piloté par le convertisseur de puissance configuré pour être alimenté par un réseau électrique alternatif triphasé ;
ladite nacelle étant caractérisée en ce qu'elle comprend en outre un dispositif de testabilité selon l'invention. La présente invention concerne enfin un aéronef comprenant un composant commandé par un moteur électrique piloté par au moins un convertisseur de puissance configuré pour être alimenté par un réseau électrique alternatif triphasé, caractérisé en ce qu'il comprend un dispositif de testabilité selon l'invention.
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront mieux à la lecture de la description qui suit d'un mode de réalisation de l'invention donné à titre d'exemple non limitatif.
L'invention sera mieux comprise à l'aide de la description détaillée qui est exposée ci-dessous en regard du dessin, dans lesquels :
- la figure 1 représente un exemple de chaîne électronique de puissance 100 dans lequel le procédé selon l'invention est mis en œuvre ; un convertisseur de puissance type onduleur est représenté dans cette chaîne électronique de puissance.
- les figures 2 à 4 montre une étape de transmission de signal de test dans les différentes phases du moteur lorsque le procédé selon l'invention est mis en œuvre ; - la figure 5 illustre un exemple de composantes en courant (141 et 142) selon un mode de réalisation ;
- la figure 6 expose un exemple de court-circuit dans un bras de commutation du convertisseur de puissance ;
- la figure 7 présente des exemples de court-circuits au niveau des phases du moteur électrique ; - la figure 8 représente une étape de testabilité d'une défaillance en court- circuit.
- la figure 9 illustre un exemple de rampe de tension ;
- la figure 10 montre un exemple d'ordinogramme du procédé de testabilité selon un mode de réalisation ; et
- la figure 11 expose le dispositif de testabilité compris dans un circuit de commande intégré dans un boîtier électronique qui comprend la chaîne électrique de puissance 100 et étant reliée à la masse avion.
Dans la description détaillée qui va suivre des figures définies ci-dessus, les mêmes éléments ou les éléments remplissant des fonctions identiques pourront conserver les mêmes références de manière à simplifier la compréhension de l'invention.
Le procédé de testabilité 500 de la présente demande s'applique aux convertisseurs de puissance et aux machines électriques et est mise en œuvre par un dispositif de testabilité. A l'arrêt, des signaux de test 140 sont injectées à travers des bras de commutation et les signaux de mesures correspondants sont comparés avec des valeurs seuils préétablies 160, en d'autres termes une valeur seuil 160 peut être une valeur minimum de courant ou tension ou une valeur maximum de courant ou tension, de sorte à indiquer l'état de fonctionnement 540 du système. Le procédé de testabilité 500 utilise des capteurs de mesure des courants des phases moteurs et les capteurs de courant et tension du bus de courant continu 120 qui sont déjà installés dans le système et ne nécessite pas de capteur spécifique. Le procédé de testabilité 500 fonctionne également si on utilise des capteurs de courant dans les bras de commutation du convertisseur plutôt que dans les phases moteurs. De plus, le procédé ne requière pas une grande puissance de calcul.
Le procédé de testabilité 500 détecte les défauts de circuit ouvert ou court- circuit des différents composants de la chaîne électronique testée. Si un ou plusieurs composants de cette chaîne sont en défaut lors de la séquence de test, réalisé en vol avant l'atterrissage, le procédé de testabilité 500 indique un état de défaut de fonctionnement 595 montrant que le système n'est pas disponible et donc non opérable lors d'une prochaine utilisation. Sur la figure 1 est représenté une chaîne électronique de puissance d'un système électrique motorisé d'un aéronef comprenant un moteur électrique 300 configuré pour être piloté par un convertisseur de puissance 100 à partir d'un un bus continu DC, ce dernier pouvant par exemple provenir d'un redressement par un convertisseur AC/DC d'une tension alternative triphasé issue d'un réseau électrique de l'aéronef. Le procédé de testabilité 500 est utilisé pour tester le bon fonctionnement de cette chaîne électronique de puissance.
Ce moteur électrique 300 se trouve dans une nacelle pour turboréacteur d'aéronef pouvant comprendre un dispositif d'inversion de poussée composé d'un capot, mobile entre une position déployée dans laquelle le capot ouvre un passage dans la nacelle et une position d'escamotage dans laquelle le capot ferme le passage et un actionneur configuré pour mouvoir le capot alternativement entre les positions d'escamotage et déployée. L'actionneur est commandé par le moteur électrique 300 piloté par le convertisseur de puissance configuré pour être alimenté par un réseau électrique alternatif triphasé.
Le dispositif de testabilité 50 est configuré pour tester en vol un état de fonctionnement 540 d'une chaîne électronique de puissance 100 comprenant au moins un convertisseur de puissance destiné à piloter le moteur électrique 300. Ce moteur électrique 300 actionne un composant intégré à la nacelle de turboréacteur d'aéronef. Le procédé de testabilité 500 est défini comme une fonction de type BITE
(en anglais : Built In Test Equipment soit équipement de test In Situ) qui permet de connaître l'état de fonctionnement 540 du système. Ce procédé de testabilité 500 peut être déclenché par une commande provenant d'un quelconque calculateur de l'aéronef.
En se référant à la figure 1, un schéma simplifié d'onduleur à source de tension alimentant une première phase 121, une deuxième phase 122 et une troisième phase 123 de la machine synchrone à aimant permanent 300, c'est-à-dire le moteur électrique 300, est illustré. Le convertisseur triphasé, de la chaîne électronique de puissance 100, comprend classiquement un ensemble de bras de commutation composés de six transistors bipolaire à grille isolée 101, 102, 103, 104, 105, 106 avec des diodes anti-parallèles 111, 112, 113, 114, 115, 116. Chaque bras de commutation comprend 2 transistors bipolaire à grille isolée et des diodes anti-parallèles.
Le procédé de testabilité 500 proposé utilise les capteurs de courant de la première phase 121, de la deuxième phase 122 et de la troisième phase 123 de la machine électrique et le capteur du bus de courant continu 120. Ces capteurs sont déjà présents car utilisés par le système pour le pilotage nominal du moteur électrique et il n'est donc pas nécessaire d'en rajouter. C'est également un des avantages du procédé de testabilité 500 de la présente demande. Le procédé de testabilité 500 utilise les différents bras de commutation de l'onduleur à source de tension, en appliquant un signal de test 140 au niveau du bus continu. Ce signal de test 140 peut se présenter sous la forme d'un échelon de tension ou une rampe de tension de faible énergie, c'est-à-dire une rampe de tension dont l'énergie est inférieure à 100 mJ, d'une durée prédéterminée, de sorte à laisser immobile le moteur électrique 300 lors des étapes de procédé de testabilité 500 décrites ci-après.
Selon une possibilité décrite sur la figure 11, le dispositif de testabilité 50 est compris dans un circuit de commande 40 intégré dans un boîtier électronique 30 qui comprend également la chaîne électrique de puissance 100 et peut être reliée à la masse avion 20.
Le dispositif de testabilité 50 met en œuvre le procédé de testabilité 500 et comprend les composants électriques nécessaires à son bon fonctionnement. Ce dispositif de testabilité 50 est configuré pour échantillonner avec une période d'échantillonnage au moins deux fois inférieure à la durée du signal de test 140. Le dispositif de testabilité permet de générer des impulsions de largeur et de valeur de tension variables qui peuvent être injectés sur le positif du bus continu par rapport au neutre du réseau avion ou de la masse avion si le neutre est connecté à la masse avion et sur le négatif du bus continu par rapport au neutre du réseau avion. Ce dispositif doit pouvoir également déconnecter la connexion au neutre du réseau avion ou à la masse avion si le neutre est connecté à la masse avion.
Lors d'une étape de transmission 520 du signal de test 140, le procédé de testabilité 500 effectue une activation d'une alimentation basse tension de ladite chaîne électronique de puissance 100 du moteur électrique 300 à partir d'un réseau électrique de l'aéronef. En effet, des stimuli sont générés dans la chaîne électronique de puissance 100 du moteur lors de l'étape de transmission 520 du signal de test 140 en appliquant une alimentation basse tension du dispositif de testabilité sur le bus DC 130 , elle-même alimentée à partir d'un réseau continu basse tension 131 de l'aéronef (typiquement le réseau 28V continu de l'aéronef) ; pendant la séquence de test, la chaîne électronique de puissance 100 est isolée 505 de l'alimentation 132 de puissance nominale de l'aéronef (typiquement le réseau 115V de l'aéronef) par un interrupteur 133 qui est ouvert en vol. Ces stimuli, c'est-à-dire ces signaux de test 140 injectés par séquence d'impulsions ou par rampe de tension, permettent de tester en vol la disponibilité de certains composants de l'avion, sans pour autant les actionner.
Afin d'éviter toute rotation du moteur électrique 300 durant la séquence de testabilité 500, les impulsions de tension sont de courtes durées. La durée de l'impulsion est cependant au moins supérieure au double de la période d'échantillonnage des capteurs utilisés par le dispositif de testabilité 500.
Le pilote ou tout autre système de l'avion peut, par conséquent, en vol, vérifier le bon fonctionnement de la chaîne électrique et détecter les défauts du type court circuit ou circuit ouvert présents dans la chaîne électronique de puissance 100, et en particulier dans au moins une partie de circuit du moteur, comme par exemple un enroulement de phase moteur, et en particulier aussi dans au moins un transistor de puissance constituant le convertisseur de puissance.
En testant ainsi la fonctionnalité de la chaîne électronique de puissance peu de temps avant l'atterrissage, le pilote peut par exemple prendre une décision dans le cas où un composant testé de l'avion n'est pas fonctionnel, comme par exemple celle d'atterrir sur une piste d'atterrissage qui serait davantage adaptée à la présence de la défaillance sur le composant de l'avion.
Parallèlement à cette transmission de signal de test 140, le procédé de testabilité 500 actionne successivement les bras de commutation du convertisseur de puissance 100 de sorte à générer un chemin électrique passant successivement par chacune des phases du moteur électrique 300, lors d'une étape de commande d'actionnement 510, comme cela est représenté sur la figure 2.
La figure 2 représente une première impulsion de type créneau de tension 140 appliquée aux première et deuxième phases moteurs 121, 122 à travers les transistors 101, 106 à partir de l'alimentation basse tension 130 du dispositif de testabilité. La valeur de la crête de courant mesuré dans la première phase 121 et dans le bus continu 120 est échantillonnée et mémorisée. Les diodes anti- parallèles 113, 114, en anglais freewheel diode, assurent la continuité de courant dans les première et deuxième phases 121, 122 lors de l'ouverture des transistors 101 et 106 à la fin de l'impulsion de test.
La deuxième impulsion de tension 140, similaire à la première, est appliquée aux deuxième et troisième phases moteur 122, 123 aux travers des transistors 103, 102 comme illustré sur la figure 3. La valeur des courants crêtes mesurés dans la deuxième phase et dans le bus continu 120 est échantillonnée et mémorisée. Les diodes anti-parallèles 115, 116 assurent la continuité de courant dans les enroulements de la machine électrique lors de l'ouverture des transistors 102, 103 à la fin de l'impulsion de test.
La troisième impulsion de tension 140, similaire aux première et deuxième impulsions, est appliquée aux phases moteur 121, 123 aux travers des transistors 104, 105 comme illustré par la figure 4. La valeur des courants crêtes mesurés dans la troisième phase 123 et dans le bus continu 120 est échantillonnée et mémorisée également. Les diodes anti-parallèles 111, 112 assurent la continuité de courant dans les enroulements de la machine lors de l'ouverture des transistors 104, 105 à la fin de l'impulsion de test.
Ce signal de test 140 traverse la chaîne électronique de puissance 100 et est transformé par les capteurs de cette même chaîne électronique de puissance en un signal de mesure 150 porteur d'une information sur l'état de fonctionnement 540 de la chaîne électronique de puissance 100. Ce signal de mesure 150 est collecté par le procédé de testabilité 500, en particulier, le signal de mesure 150 est collecté par au moins un capteur de mesure de courant d'une phase moteur 121, 122, 123 ou d'un bras de commutation du convertisseur, un capteur de courant et/ou de tension d'un bus de courant continu 120.
Le procédé de testabilité 500 détermine ainsi l'état de fonctionnement 540 de la chaîne de puissance 100 en fonction d'un critère de test du signal de mesure 150 collecté.
Comme cela est mentionné précédemment, la commande d'actionnement 510 et le signal de test 140 transmis sont configurés de façon à laisser immobile le moteur électrique 300 lors des étapes du procédé de testabilié 500. C'est une des caractéristiques de l'invention. Dans le cas où la chaîne électronique de puissance 100 est en état de bon fonctionnement 590, le procédé de testabilité 500 confirme l'état de bon fonctionnement 590, en d'autres termes, l'état d'opérabilité de la machine synchrone à aimant permanent 300 est confirmé. En effet, l'étape de confirmation comprend une étape d'autorisation 592 d'utilisation du moteur triphasé ou une étape d'interdiction 597 du moteur triphasé en fonction des résultats de l'étape de vérification de l'ensemble des critères de test.
Ainsi, il est possible de déceler une panne de la chaîne électronique de puissance 100 pilotant un moteur électrique 300 sans actionner le moteur, d'une part et ainsi de prévenir l'utilisateur d'un défaut de fonctionnement d'autre part.
Cet ensemble de critères de test définit une valeur seuil 160 avec une tolérance comprise entre 2% et 5%, entre un ensemble d'autorisations 161 dans lequel ledit au moins un moteur électrique 300 est en état de fonctionner et un ensem ble d'interdictions 162 dans lequel au moins un défaut de fonctionnement dans la chaîne électronique 100 entrave le bon fonctionnement dudit au moins un moteur électrique 300.
Par exemple, le signal de test 140 peut comprendre des impulsions de tension appliquée 151 sur le bus continu DC com me le montre la figure 5. Les signaux mesurés 150 peuvent être par exemple une composa nte courant 141 mesurée au niveau des phases de la machine électrique 121, 122, 123 ou encore une composante courant 142 mesurée au niveau du bus continu 120. Dans le cas de la composa nte courant 141, les mesures des courants des phases de la machine 121, 122, 123 sont comparées à un seuil minimum et un seuil maxim um 160 dans le but de détecter une défaillance du système soit en circuit ouvert ou en court-circuit. Les courants crêtes peuvent faiblement varier en fonction de la position du rotor de la machine à aimant permanent et de la valeur de l'inductance des bobines statoriques, c'est pourquoi les valeurs seuils 160 du procédé de testabilité doivent être choisie en fonction des variabilités intrinsèques de la chaîne électroniques de puissance.
L'ensemble d'autorisations 161 peut comprendre également au moins un ensemble d'autorisations en courant et au moins un ensemble d'autorisation en tension. Si la machine synchrone à aimant permanent 300 présente par exemple un défaut de type court-circuit, la mesure de courant du bus continu 141 aurait une valeur importante donc supérieure à une valeur seuil préétablie. De même la mesure de tension du bus continu serait pratiquement nulle donc inférieure à une valeur seuil préétablie. Ces valeurs mesurées 150 pendant la séquence de test ne seraient pas comprises dans l'ensemble d'autorisation 161 mais dans l'ensemble d'interdiction 162.
Dans le cas d'un circuit ouvert, la mesure des courants de phase 141 serait pratiquement nulle donc inférieure à une valeur seuil préétablie et ne serait pas comprises dans l'ensemble d'autorisation 161 mais dans l'ensemble d'interdiction 162.
En général, un défaut par circuit ouvert ou court-circuit survient fréquemment dans les systèmes d'entraînement électriques et peut être détecté par un procédé de testabilité 500. A titre d'exemple, la défaillance d'un transistor en circuit ouvert peut résulter d'une rupture d'un bonding du composant de puissance due à une fatigue thermique ou un défaut de commande du transistor. La défaillance d'un transistor en court-circuit peut résulter d'une mauvaise commande en tension ou à un défaut intrinsèque au composant qui peut être causé par une surtension ou un dépassement en température. En appliquant les impulsions de tension 140 sur les bras de commutation des grilles des transistors 101, 106, le courant crête traverse ces deux transistors 101, 106 et les deux capteurs des courants des première et deuxième phases 121, 122 , comme illustré sur la figure 2
Si l'un des transistors 101, 106 est en circuit ouvert, le courant mesuré est nul et donc le procédé de testabilité 500 indique un état de défaut de fonctionnement 595. La même séquence est appliquée avec les deux autres impulsions de commandes comme représentés aux figures 3 et 4.
Le procédé de testabilité 500 compare la valeur crête de courant mesurée dans la première et deuxième phase avec une valeur seuil minimum 160 comme montré dans la Fig. 8. De manière à prendre en compte les imperfections des capteurs de courant, la valeur du seuil minimum 160 peut être supérieure à zéro.
Chacune de ces impulsions de test permet ainsi de détecter des défauts de circuit ouvert des transistors 101, 102, 103, 104, 105, 106 du convertisseur ou des défauts de commande d'ouverture intempestive de ces transistors ou des défauts de circuit ouvert des enroulements de phase du moteur électrique 300. Da ns le cas d'un court-circuit d'un transistor, les transistors du même bras de commutation sont passants comme montré sur la Figure 6 et l'état de défaut de fonctionnement 595 est détecté par le capteur de courant du bus continu 120 puisque le courant circuit dans le bras de commutation en court-circuit prend une valeur importante supérieure à une valeur seuil maximum 160
Chacune de ces impulsions de test permet ainsi de détecter des défauts de court-circuit des transistors 101, 102, 103, 104, 105, 106 du convertisseur ou des défauts de commande de fermeture intempestive de ces transistors ou des défauts de court-circuit ouvert des enroulements de phase du moteur électrique 300. Les défauts de court-circuit moteur dus par exemple à des défauts d'isolation représentent une part significative des défauts qui surgissent durant la durée de vie d'un moteur électrique. L'environnement thermique, électrique et le stress mécanique peuvent ca usés des court-circuits entre les phases, entre une phase et la masse et/ou entre une phase et le neutre du moteur comme le représente la figure 7. Un défaut de court-circuit dans une phase du stator génère un courant dans le bus de courant continu 120 plus important que dans le cas d'un circuit sain. Pour les défauts de court-circuit, le procédé de testabilité 500 compare le courant du bus de courant continu 120 mesuré avec une valeur maxim um seuil 160 comme illustré à la figure 8. La durée des impulsions de test 510 est choisie de manière à limiter la valeur crête des courants dans le cas de présence d'un court-circuit da ns la chaîne électronique de puissance 100. Le procédé de testabilité permet également d'interrompre les impulsions de tension injectées quand un court-circuit est détecté par le dispositif.
Ce principe de testabilité s'applique aussi à toute fonction connectée au bus continu DC comme par exemple une fonction limitant la tension du bus de puissance et permettant de dissiper l'énergie réinjectée par la machine électrique dans une résistance de puissance connectée sur ce bus de puissance. Le procédé de testabilité 500 établit ainsi un diagnostic sur l'état de fonctionnement 540 de la chaîne électronique de puissance 100 testée. Pour cela, le procédé de testabilité 500 analyse des mesures 150 après injection de stimuli de test 140 et les compare à des valeurs seuils préétablies 160 afin de constituer un ensemble d'autorisations 161 et d'interdictions 162. La sanction d'état non fonctionnel 595 est établi si au moins une panne est détectée par le procédé de testabilité c'est-à-dire si au moins une interdiction 162 est présente. A contrario, la sanction d'état fonctionnel 590 est établi si aucune interdiction 162 n'est établie c'est-à-dire si aucune panne n'est détectée pendant le test.
Le procédé de testabilité 500 permet également de tester si un court-circuit est présent dans les composants du système. Une transmission 520 d'au moins un signal de test 140 sous la forme d'une rampe de tension dans la chaîne électronique de puissance 100 comme cela est représentée sur la figure 9. Lors de cette transmission 520, les transistors 102, 104, 106 sont commandés simultanément de sorte à tester les transistors 101, 103, 105.
Ce signal de test 140 est généré par une source de courant qui charge le condensateur C du bus continu DC. Si un court-circuit est présent la tension du bus continu DC reste nulle ou proche de zéro.
Dès lors, le procédé de testabilité 500, représenté sur la figure 10, collecte 530 un signal de mesure 150 plus exactement une absence de tension puisque la tension du bus continu DC reste nulle ou proche de zéro. Le procédé de testabilité 500 détermine 540 l'état de fonctionnement 590 de la chaîne de puissance et en l'occurrence que l'état de fonctionnement 590 de la chaîne électronique de puissance n'est pas en état de fonctionnement.
Dans le cas contraire, c'est-à-dire si la tension du bus continu DC est supérieure à une valeur seuil minimum, alors le procédé de testabilité 500 détermine 540 que l'état de fonctionnement 590 de la chaîne de puissance est en état de fonctionnement car il n'y a pas de court-circuit.
À la suite de cette étape de test en tension, l'alimentation de testabilité est stoppée et la tension du bus continu DC est déchargé et c'est au tour des transistors 101, 103, 105 de chaque bras sont commandés simultanément de sorte à tester les transistors 102, 104, 106. De nouveau, un signal de test 140 est généré par une source de courant qui charge le condensateur C du bus continu DC et si un court-circuit est présent la tension du bus continu DC reste nulle ou proche de zéro.
Il s'ensuit que le procédé de testabilité 500 collecte 530 le signal de mesure 150 du bus continu DC et détermine 540 l'état de fonctionnement 590 de la chaîne de puissance. Comme précédemment, si le signal de mesure 150 indique que la chaîne électronique de puissance n'est pas en état de fonctionnement.
À contrario, c'est-à-dire si la tension du bus continu DC est supérieure à une valeur seuil minimum, alors le procédé de testabilité 500 détermine 540 que l'état de fonctionnement 590 de la chaîne de puissance est en état de fonctionnement car il n'y a pas de court-circuit.

Claims

REVENDICATIONS
1. Procédé de testabilité (500) pour tester en vol un état de fonctionnement (540) d'une chaîne électronique de puissance (100) comprenant au moins un convertisseur de puissance destiné à piloter un moteur électrique (300); le moteur électrique (300) actionnant au moins un composant d'aéronef; le procédé de testabilité (500) comprenant au moins les étapes suivantes :
Commande d'actionnement (510) du convertisseur de sorte à générer un chemin électrique passant par le moteur électrique (300) ;
- Transmission (520) d'au moins un signal de test (140) dans la chaîne électronique de puissance (100) ;
Collecte (530) d'au moins un signal de mesure (150) représentatif de l'état de fonctionnement (590) de la chaîne électronique de puissance ;
- Détermination (540) d'un état de fonctionnement (590) de la chaîne de puissance en fonction d'au moins un critère de test de l'au moins un signal de mesure (150) collecté ;
l'au moins une commande d'actionnement et l'au moins un signal de test (140) transmis étant configurés de façon à laisser immobile ledit au moins un moteur électrique (300) lors des étapes du procédé de testabilité (500),
procédé de testabilité (500), caractérisé en ce qu'il comprend l'étape suivante :
Génération de stimuli dans la chaîne électronique de puissance (100), ces stimuli permettent de tester en vol la disponibilité des composants de l'aéronef, sans les actionner.
2. Procédé de testabilité (500) selon la revendication 1, dans lequel l'étape de transmission (520) d'un signal de test (140) comprend l'application à la chaîne électronique de puissance (100) du moteur électrique (300) d'une alimentation basse tension (130) issue d'un réseau électrique de l'aéronef.
3. Procédé de testabilité (500) selon l'une des revendications précédentes, dans lequel la chaîne électronique de puissance (100) est isolée (505) de l'alimentation de puissance nominale de l'aéronef pendant la séquence de testabilité du procédé (500).
4. Procédé de testabilité (500) selon l'une des revendications précédentes, dans lequel l'au moins un signal de mesure (150) représentatif de l'état de fonctionnement (590) de la chaîne électronique de puissance est collecté en provenance d'au moins un capteur appartenant à la chaîne électronique de puissance (100).
5. Procédé de testabilité (500) selon l'une des revendications précédentes, dans lequel l'étape de transmission (520) d'un signal de test (140) comprend l'injection d'une séquence d'impulsions électriques sur le bus continu.
6. Procédé de testabilité (500) selon l'une des revendications précédentes, dans lequel l'étape de transmission (520) d'un signal de test (140) comprend l'injection d'une rampe de tension sur le bus continu sur le bus continu.
7. Procédé de testabilité (500) selon l'une des revendications précédentes, dans lequel l'état de fonctionnement (540) correspond à un état apte à fonctionner (590) ou à un état de défaut de fonctionnement (595).
8. Procédé de testabilité (500) selon la revendication 7, dans lequel l'au moins un critère de test définit un ensemble d'autorisations (161) définissant des valeurs de l'au moins signal de mesure (150) correspondant à un état apte à fonctionner et un ensemble d'interdictions (162) définissant des valeurs de l'au moins signal de mesure (150) correspondant à un état de défaut de fonctionnement (595).
9. Procédé de testabilité (500) selon l'une des revendications précédentes, dans lequel le signal de test (140) comprend une composante courant (141, 142)et/ou une composante tension (110), et l'ensemble d'autorisation (161) comprend au moins un ensemble d'autorisation (161) en courant et/ou au moins un ensemble d'autorisation (161) en tension.
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